FR2915245A1

FR2915245A1 - EXPANSION CYCLE ROTOR MOTOR WITH MULTIPLE PUSH CHAMBERS WITH COMMON TURBOGENERATOR

Info

Publication number: FR2915245A1
Application number: FR0802134A
Authority: FR
Inventors: Robert B Fowler; Jordan L Downey
Original assignee: Pratt and Whitney Rocketdyne Inc
Current assignee: Aerojet Rocketdyne of DE Inc
Priority date: 2007-04-20
Filing date: 2008-04-17
Publication date: 2008-10-24
Also published as: JP2008267385A

Abstract

L'invention concerne un moteur-fusée à cycle de détente mettant à disposition de multiples ensembles formant chambres de poussée (TCA) 12A, 12B avec une turbomachine commune (20, 40). Les multiples ensembles TCA plus petits sont assemblés en parallèle de telle sorte que la chute de pression globale dans le cycle n'ait pas besoin d'augmenter. Les diamètres de chambre plus petits augmentent le rapport entre le périmètre et l'aire de telle sorte qu'il existe un contact de surface plus efficace pour le transfert de chaleur.The invention relates to a relaxation cycle rocket motor providing multiple thrust chamber assemblies (TCA) 12A, 12B with a common turbomachine (20, 40). The multiple smaller TCA assemblies are assembled in parallel so that the overall pressure drop in the cycle does not need to increase. Smaller chamber diameters increase the ratio of perimeter to area so that there is more effective surface contact for heat transfer.

Description

MOTEUR-FUSEE A CYCLE DE DETENTE ET A CHAMBRES DE POUSSEE MULTIPLES AVECENGINE-ROCKER WITH RELAXATION CYCLE AND MULTIPLE THROTTLE CHAMBERS WITH

TURBOMACHINE COMMUNECOMMON TURBOMACHINE

CONTEXTE DE L'INVENTION La présente invention concerne un moteur-fusée à cycle de détente, et plus particulièrement, un moteur- fusée à cycle de détente possédant de multiples Ensembles Formant Chambres de Poussée (TCA) agencés parallèlement à une turbomachine commune. A la base, il existe trois types de cycles de moteur-fusée qui utilisent des propergols pompés. Un Générateur de Gaz et un Moteur à Cycle de Combustion préalables contiennent chacun un brûleur principal dans la chambre de fusée et un brûleur séparé dédié à la génération des gaz de détente qui font fonctionner des turbines de pompe, ce qui peut conduire à des complications du point de vue de la fiabilité et de la commande. Un cycle de détente ne comporte qu'un seul brûleur, le brûleur principal dans la chambre de combustion de la fusée. La turbine de pompe est entraînée par la détente du carburant qui a reçu de la chaleur pendant le refroidissement de la chambre de combustion. Les moteurs-fusée à cycle de détente utilisent le propergol qui refroidit par récupération l'Ensemble Formant Chambre de Poussée (TCA) pour entraîner la turbomachine dans les systèmes d'alimentation de propergol. La quantité d'énergie disponible pour l'entraînement de la turbomachine est fonction de la chaleur adsorbée dans l'ensemble TCA. Au fur et à mesure que l'exigence de niveau de poussée du moteur augmente, le débit massique du propergol, le diamètre de la chambre et parfois la pression de la chambre augmentent pour fournir la poussée accrue. A un certain point de l'échelonnage de la poussée, la chaleur transférée depuis l'ensemble TCA jusqu'à l'écoulement de refroidissement est incapable de fournir l'énergie requise pour entraîner la turbomachine. Des procédés classiques pour augmenter le transfert de chaleur emploient habituellement des procédés qui augmentent la chute de pression dans le canal de refroidissement, ce qui peut miner l'augmentation possible de poussée du fait que toujours plus d'énergie thermique est requise pour entraîner la turbomachine plus puissant pour entraîner le débit massique accru de propergol à la pression inférieure. Ceci est généralement la raison pour laquelle des moteurs à cycle de détente à haute poussée (>45 360 kg ou 100 000 livres) n'ont pas fait leurs preuves et n'ont pas été mis au point. Par conséquent, il est souhaitable de disposer d'un moteur-fusée 5 à cycle de détente présentant une capacité de transfert thermique accrue pour générer une poussée supérieure. BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to a relaxation cycle rocket engine, and more particularly to a relaxation cycle rocket engine having multiple thrust chamber forming assemblies (TCA) arranged parallel to a common turbomachine. Basically, there are three types of rocket motor cycles that use pumped propellants. A prior Gas Generator and a Combustion Cycle Engine each contain a main burner in the fuze chamber and a separate burner dedicated to the generation of flash gases that operate pump turbines, which can lead to complications of the pump. point of view of reliability and control. An expansion cycle has only one burner, the main burner in the rocket combustion chamber. The pump impeller is driven by the expansion of the fuel that has received heat during the cooling of the combustion chamber. The relaxation cycle rocket engines utilize the propellant, which cools the TCA chamber forming assembly to drive the turbomachine into the propellant supply systems. The amount of energy available for driving the turbomachine is a function of the heat adsorbed in the TCA assembly. As the engine thrust level requirement increases, the mass flow rate of the propellant, the chamber diameter, and sometimes the chamber pressure increase to provide the increased thrust. At some point in the thrust scaling, the heat transferred from the TCA assembly to the cooling flow is unable to provide the energy required to drive the turbomachine. Conventional methods for increasing heat transfer usually employ processes that increase the pressure drop in the cooling channel, which can undermine the possible increase in thrust as more thermal energy is required to drive the turbomachine. more powerful to drive increased mass flow of propellant at lower pressure. This is usually the reason why high thrust cycle engines (> 45,360 kg or 100,000 pounds) have not been proven and have not been developed. Therefore, it is desirable to have a relaxation cycle rocket motor 5 having increased heat transfer capability to generate higher thrust.

RESUME DE L'INVENTION Le moteur-fusée à Cycle de Détente selon la présente invention 10 présente de multiples Ensembles Formant Chambres de poussée (TCA) mais une turbomachine commune telle que des turbopompes, des soupapes, et des éléments externes pour ce faire. Les multiples ensembles TCA sont assemblés parallèlement de telle sorte que la chute de pression globale dans le cycle n'augmente pas. Les diamètres 15 de chambre relativement plus petits des multiples ensembles TCA font augmenter le rapport entre le périmètre et l'aire pour fournir un contact de surface plus efficace pour le transfert de chaleur. La poussée unitaire fournie par les multiples ensembles TCA individuels s'additionne pour parvenir à l'exigence de niveau de poussée totale du 20 moteur. Les multiples ensembles TCA avec turbomachine commune réduisent le poids et augmentent la fiabilité sans sacrifier l'Impulsion Spécifique (ISP). La turbomachine commune utilise des conduites d'alimentation communes pour conserver la simplicité d'interface d'un 25 étage de véhicule à moteur unique. Les multiples ensembles TCA relativement plus petits offrent également une configuration de moteur plus courte qui permet une réduction de la longueur inter-étage du véhicule pour offrir un avantage en termes d'optimisation structurale et de masse totale de l'étage. 30 La présente invention met donc à disposition un moteur-fusée à cycle de détente présentant une capacité de transfert thermique accrue pour générer une poussée supérieure. SUMMARY OF THE INVENTION The Relaxation Cycle rocket motor according to the present invention has multiple sets forming thrust chambers (TCA) but a common turbomachine such as turbopumps, valves, and external members for doing so. The multiple TCA assemblies are assembled in parallel so that the overall pressure drop in the cycle does not increase. The relatively smaller chamber diameters of the multiple TCA assemblies increase the ratio of perimeter to area to provide more effective surface contact for heat transfer. The unit thrust provided by the multiple individual TCA assemblies is added to achieve the total thrust level requirement of the engine. Multiple TCA sets with a common turbomachine reduce weight and increase reliability without sacrificing Specific Impulse (ISP). The common turbomachine uses common supply lines to maintain the interface simplicity of a single motor vehicle stage. The relatively smaller, relatively smaller TCA assemblies also provide a shorter engine configuration that allows for a reduction in the inter-floor length of the vehicle to provide an advantage in terms of structural optimization and overall floor mass. The present invention thus provides a relaxation cycle rocket motor having increased heat transfer capability to generate a higher thrust.

BREVE DESCRIPTION DES DESSINS 35 Les diverses caractéristiques et les divers avantages de cette invention apparaîtront aux hommes du métier à la lecture de la description détaillée suivante du mode de réalisation actuellement décrit. Les dessins qui accompagnent la description détaillée peuvent être brièvement décrits comme suit : La Figure 1 est un schéma de principe simplifié général d'un moteur-fusée à cycle de détente avec turbopompes séparées en tant 5 que turbomachine commune ; La Figure 2 est un schéma de principe simplifié général d'un moteur-fusée à cycle de détente avec turbomachine commune à turbopompes à multiplicateur de vitesse ; et La Figure 3 est un schéma de principe simplifié général d'un 10 moteur-fusée à cycle de détente avec une turbomachine commune à turbopompe à arbre unique. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The various features and advantages of this invention will become apparent to those skilled in the art upon reading the following detailed description of the presently described embodiment. The drawings accompanying the detailed description may be briefly described as follows: Figure 1 is a general simplified schematic diagram of an expansion cycle rocket engine with separate turbopumps as a common turbomachine; FIG. 2 is a general simplified general schematic diagram of an expansion cycle rocket motor with a turbine engine with a turbo pump with a speed multiplier; and Fig. 3 is a general simplified block diagram of an expansion cycle rocket motor with a single shaft turbopump common turbine engine.

DESCRIPTION DETAILLEE DU MODE DE REALISATION DECRIT La Figure 1 illustre de manière simplifiée un moteur-fusée à 15 cycle de détente. Le moteur comporte en général de multiples Ensembles Formant Chambres de Poussée (TCA) 12A, 12B, un système d'alimentation en carburant 14 et un système d'alimentation en oxydant 16. Il convient de comprendre que bien que deux ensembles TCA 12A, 12B soient illustrés dans le mode de réalisation décrit, on 20 peut utiliser avec celui-ci tout nombre quelconque d'ensembles TCA 12A à 12n qui communiquent avec le système d'alimentation en carburant 14 et le système d'alimentation en oxydant 16 de façon parallèle. Le système d'alimentation en carburant 14 comporte une 25 turbomachine à carburant commun 20 telle que des turbopompes, des soupapes, et des éléments externes pour délivrer le carburant à chacun des ensembles TCA 12 de manière parallèle. Le carburant est délivré depuis un réservoir à carburant 22 au moyen de la turbomachine à carburant commune 20 telle qu'une pompe de 30 suralimentation 24 et une pompe à carburant principale 26. Il convient de comprendre que les turbopompes de la turbomachine à carburant commune 20 telle qu'illustrée dans le mode de réalisation décrit comportent la pompe de suralimentation 24 et la pompe à carburant principale 26, cependant, des composants additionnels ou d'autres 35 peuvent sinon être utilisés pour délivrer le carburant à chacun des ensembles TCA de manière parallèle. DETAILED DESCRIPTION OF THE EMBODIMENT DESCRIBED FIG. 1 schematically illustrates a booster rocket engine. The engine generally comprises multiple thrust chamber forming (TCA) assemblies 12A, 12B, a fuel supply system 14 and an oxidant supply system 16. It should be understood that although two sets TCA 12A, 12B In the embodiment described, any number of TCA assemblies 12A-12n which communicate with the fuel supply system 14 and the oxidant supply system 16 in parallel can be used with it. . The fuel supply system 14 includes a common fuel turbine engine 20 such as turbopumps, valves, and external members for delivering the fuel to each of the TCA assemblies 12 in parallel. The fuel is delivered from a fuel tank 22 by means of the common fuel turbine engine 20 such as a supercharging pump 24 and a main fuel pump 26. It should be understood that the turbopumps of the common fuel turbine engine 20 As illustrated in the described embodiment, the booster pump 24 and the main fuel pump 26, however, additional or other components may otherwise be used to deliver the fuel to each of the TCA sets in a parallel manner. .

Le carburant provenant de la pompe à carburant principale 26 est délivré à une paroi refroidie par fluide de chacun des ensembles TCA 12A, 12B par l'intermédiaire de conduites d'alimentation en carburant haute pression 3OA, 3OB. Le carburant peut au moins partiellement être dans un état liquide à ce stade du cycle de détente. Chaque paroi refroidie par fluide de chacun des ensembles TCA 12A, 12B définit un axe de poussée T au moyen d'une section de tuyère 32A, 32B, une section 35A, 35B de chambre de combustion en amont de la section de tuyère 32A, 32B et un col 34A, 34B de chambre de combustion entre elles. A partir de chaque paroi refroidie par fluide de chacun des ensembles TCA 12A, 12B, le carburant qui a été chauffé habituellement jusqu'à un état gazeux par l'intermédiaire d'une absorption d'énergie thermique provenant de chaque ensemble TCA 12A, 12B est délivré par des conduites d'écoulement de carburant 36A, 36B respectives à une conduite d'écoulement de carburant combinée 38. La conduite d'écoulement de carburant combinée 38 délivre le carburant chauffé par l'intermédiaire de la pompe à carburant principale 26 et détendu dans une turbine pour entraîner la pompe à carburant principale 26. Il convient de comprendre que la pompe à carburant principale peut comporter un nombre multiple d'étages. A partir de la pompe à carburant principale 26, le carburant qui a été détendu dans la turbine est délivré à la turbomachine à oxydant commune 40 telle que des turbopompes, des soupapes, et des éléments externes dans le système d'alimentation en oxydant 16 par l'intermédiaire d'une conduite d'écoulement de carburant combinée 42. Le carburant à l'intérieur de la conduite d'écoulement de carburant combinée 42 est détendu dans une turbine d'une pompe à oxydant principale 44 pour entraîner le système d'alimentation en oxydant 16. Il convient de comprendre que le turbomachine à carburant commune 20 et la turbomachine à oxydant commune 40, bien que positionnées de manière séparée et comportant des turbopompes séparées, sont "communes" telles qu'ici définies en tant que turbomachine à carburant commune 20 et turbomachine à oxydant commune 40 communes aux multiples ensembles TCA. The fuel from the main fuel pump 26 is delivered to a fluid-cooled wall of each of the TCA assemblies 12A, 12B via high pressure fuel supply lines 30A, 30B. The fuel can at least partially be in a liquid state at this stage of the expansion cycle. Each fluid-cooled wall of each of the TCA assemblies 12A, 12B defines a thrust axis T by means of a nozzle section 32A, 32B, a combustion chamber section 35A, 35B upstream of the nozzle section 32A, 32B and a combustion chamber neck 34A, 34B therebetween. From each fluid-cooled wall of each of the TCA assemblies 12A, 12B, the fuel which has been heated usually to a gaseous state through thermal energy absorption from each TCA assembly 12A, 12B is delivered by respective fuel flow lines 36A, 36B to a combined fuel flow line 38. The combined fuel flow line 38 delivers the heated fuel through the main fuel pump 26 and expanded in a turbine to drive the main fuel pump 26. It should be understood that the main fuel pump may comprise a multiple number of stages. From the main fuel pump 26, the fuel which has been expanded in the turbine is delivered to the common oxidant turbine engine 40 such as turbopumps, valves, and external elements in the oxidizer feed system 16 through through a combined fuel flow line 42. The fuel within the combined fuel flow line 42 is expanded in a turbine of a main oxidizer pump 44 to drive the fuel system. supply of oxidant 16. It should be understood that the common fuel turbine engine 20 and the common oxidant turbomachine 40, although separately positioned and comprising separate turbopumps, are "common" as defined herein as turbomachinery. common fuel 20 and common oxidant turbomachine 40 common to multiple sets TCA.

A partir de la pompe d'alimentation en oxydant 44, le carburant qui a été détendu dans la turbine est délivré à une section d'injecteur 46A, 46B de chaque ensemble TCA, 12A, 12B par l'intermédiaire d'une conduite d'écoulement de carburant brûlé combinée 48. La conduite d'écoulement de carburant brûlé combinée 48 comporte des dérivations 5OA, 5OB pour délivrer le carburant de manière parallèle à chaque ensemble TCA 12A, 12B par l'intermédiaire d'un système de soupape de commande 52A, 52B respectif pour l'allumage dans chaque ensemble TCA 12A, 12B. Le carburant qui a été détendu dans la turbine de la pompe à carburant principale 26 peut de plus être délivré depuis la conduite d'écoulement de carburant combinée 42 par l'intermédiaire d'une conduite d'écoulement de turbine 43 pour entraîner la pompe de suralimentation 24, après quoi le carburant détendu est alors délivré à la conduite d'écoulement de carburant brûlé combinée 48. D'autres sorties de la pompe à carburant principale 26 peuvent de plus délivrer directement du carburant à chaque dérivation 5OA, 5OB de la conduite d'écoulement de carburant brûlé combinée 48 par l'intermédiaire d'une conduite de mélange de carburant 54A respective par l'intermédiaire d'un système de soupape de commande 56A pour l'allumage dans chaque ensemble TCA 12A, 12B. La conduite de mélange de carburant 54 contourne en général le circuit de refroidissement de chacun des ensembles TCA 12A, 12B pour commander la température du carburant délivré à la section d'injecteur 46A, 46B de chaque ensemble TCA, 12A, 12B. L'oxydant est délivré depuis un réservoir à oxydant 60 au moyen de la turbomachine à oxydant 40, telle qu'une pompe de suralimentation à oxydant 62 et la pompe à oxydant principale 44 à la section d'injecteur 46A, 46B de chaque ensemble TCA, 12A, 12B par l'intermédiaire d'une conduite d'amenée d'oxydant 66 possédant des dérivations 68A, 68B avec un système de soupape de commande 64A, 64B respectif. Il convient de comprendre que la turbomachine à oxydant commune 40 qui est illustrée dans le mode de réalisation décrit comporte la pompe de suralimentation 62 et la pompe à oxydant principale 44, cependant, des composants additionnels ou d'autres peuvent être utilisés pour délivrer l'oxydant à chacun des ensembles TCA 12A, 12B de manière parallèle. From the oxidizer feed pump 44, the fuel that has been expanded in the turbine is delivered to an injector section 46A, 46B of each set TCA, 12A, 12B via a conduit of Combined flue fuel flow 48. Combined flue fuel flow line 48 includes taps 50A, 50B for supplying fuel parallel to each TCA assembly 12A, 12B through a control valve system 52A , 52B respectively for ignition in each set TCA 12A, 12B. The fuel that has been expanded in the main fuel pump turbine 26 can be further delivered from the combined fuel flow line 42 via a turbine flow line 43 to drive the fuel pump. supercharging 24, after which the expanded fuel is then delivered to the combined burned fuel flow line 48. Other outputs of the main fuel pump 26 can further directly deliver fuel to each bypass 5OA, 5OB of the pipe combined fuel burn flow circuit 48 through a respective fuel mixture line 54A through a control valve system 56A for ignition into each TCA assembly 12A, 12B. The fuel mixture line 54 generally bypasses the cooling circuit of each of the TCA assemblies 12A, 12B to control the temperature of the fuel delivered to the injector section 46A, 46B of each set TCA, 12A, 12B. The oxidant is delivered from an oxidizer tank 60 by means of the oxidizer turbine engine 40, such as an oxidizer booster pump 62 and the main oxidizer pump 44 to the injector section 46A, 46B of each set TCA , 12A, 12B through an oxidizer feed line 66 having branch lines 68A, 68B with a respective control valve system 64A, 64B. It should be understood that the common oxidant turbine engine 40 which is illustrated in the described embodiment includes the booster pump 62 and the main oxidizer pump 44, however, additional or other components may be used to deliver the oxidizing each of TCA assemblies 12A, 12B in parallel fashion.

Le mode de réalisation des Figures 2 et 3 comporte de manière générale des composants communs à ceux du mode de réalisation précédent, si bien qu'un usage constant de numéro de référence sera omis tandis que des composants plus spécifiques aux modes de réalisation des Figures 2 et 3 seront décrits en détail. On comprendra que le fonctionnement du mode de réalisation des Figures 2 et 3 est en général tel que le mode de réalisation de la Figure 1, cependant, la turbomachine à carburant commune 20 et la turbomachine à oxydant commune 40 ont été combinées en un agencement 70 de turbomachine à turbopompe à multiplicateur de vitesse commune (Figure 2) et en une turbomachine 72 à turbopompe à arbre unique commun (Figure 3). Il convient de comprendre que bien qu'un trajet d'écoulement de circuit de carburant particulier et un trajet d'écoulement de circuit d'oxydant soit illustré dans le mode de réalisation décrit, d'autres trajets d'écoulement utilisant une turbomachine commune profiteront également de la présente invention. The embodiment of FIGS. 2 and 3 generally comprises components common to those of the preceding embodiment, so that a constant use of the reference number will be omitted while components more specific to the embodiments of FIGS. and 3 will be described in detail. It will be understood that the operation of the embodiment of FIGS. 2 and 3 is generally such that the embodiment of FIG. 1, however, the common fuel turbine engine 20 and the common oxidant turbine engine 40 have been combined into one arrangement. turbopool turbine with common speed multiplier (Figure 2) and a turbomachine 72 turbopump common single shaft (Figure 3). It should be understood that although a particular fuel system flow path and an oxidant circuit flow path are illustrated in the described embodiment, other flow paths utilizing a common turbomachine will benefit. also of the present invention.

Les multiples ensembles TCA à turbomachine commune réduisent le poids et augmentent la fiabilité sans sacrifier l'Impulsion Spécifique (ISP). La turbomachine commune utilise des conduites d'alimentation communes pour conserver leur simplicité d'interface d'un étage de véhicule à moteur unique. Les multiples ensembles TCA relativement plus petits offrent également une configuration de moteur plus courte, ce qui permet de réduire la longueur d'inter-étage du véhicule pour bénéficier d'une optimisation structurale et de masse totale de l'étage. Bien que des séquences d'étape particulières soient représentées, décrites, et selon les revendications, il convient de comprendre que les étapes peuvent être accomplies dans tout ordre quelconque, séparées ou combinées sauf indication contraire, et profiteront toujours de la présente invention. La description susdite est exemplaire plutôt que définie par les limitations qu'elle comporte. De nombreuses modifications et variantes de la présente invention sont possibles à la lumière des enseignements ci-dessus. Les modes de réalisation décrits de cette invention ont été décrits, cependant, un homme du métier constatera que certaines modifications pourraient s'inscrire dans la portée de cette invention. Il faut donc comprendre que dans la portée selon les revendications annexées, l'invention peut être mise en pratique différemment que tel que décrit précisément. Pour cette raison, les revendications suivantes The multiple TCA common turbine engine sets reduce weight and increase reliability without sacrificing Specific Impulse (ISP). The common turbomachine uses common supply lines to maintain their interface simplicity of a single motor vehicle stage. The relatively smaller, relatively smaller TCA assemblies also provide a shorter engine configuration, thereby reducing the inter-floor length of the vehicle for structural optimization and overall floor mass. Although particular step sequences are shown, described, and according to the claims, it should be understood that the steps can be accomplished in any order, separated or combined unless otherwise indicated, and will always benefit from the present invention. The above description is exemplary rather than defined by its limitations. Numerous modifications and variations of the present invention are possible in light of the above teachings. The described embodiments of this invention have been described, however, one skilled in the art will recognize that certain modifications could fall within the scope of this invention. It is therefore to be understood that in the scope according to the appended claims, the invention can be practiced differently than as specifically described. For this reason, the following claims

Claims

An expansion cycle rocket engine comprising: multiple thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B) within a common expansion cycle arrangement.

The rocket motor of claim 1, further comprising a fuel supply system (14) for supplying fuel to said plurality of thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B) in parallel.

The rocket engine according to claim 2, wherein said fuel supply system (14) comprises a main fuel pump (26) at least partially driven by fuel expanded with thermal energy from said plurality of chamber assemblies. thrust (TCA 12A, 12B).

The rocket motor of claim 3, wherein said main fuel pump (26) includes a multistage pump.

The rocket engine according to claim 3 or 4, wherein said fuel supply system (14) includes a boost pump (24) upstream of said main fuel pump (26).

The rocket engine according to claim 3, 4 or 5, wherein said main fuel pump (26) delivers fuel in parallel through a fuel-cooled wall of each of said plurality of thrust chamber assemblies. (TCA 12A, 12B).

The rocket engine according to claim 6, wherein said fuel is expanded in a turbine of said main fuel pump (26) downstream of said fuel-cooled wall of each of said plurality of thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B). ). The rocket motor of claim 7, wherein said expanded fuel is expanded in a turbine of an oxidizer pump (44) downstream of said main fuel pump (26). A rocket engine according to claim 8, wherein said expanded fuel from said oxidizer pump (44) is supplied to an injector system (46A, 46B) of each of said plurality of thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B) . The rocket motor according to claim 8 or 9, wherein said oxidant pump (44) delivers an oxidant to an injector system (46A, 46B) of each of said plurality of thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B). . A trigger cycle rocket engine comprising: multiple thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B); and a turbomachine system (20, 40) for delivering a propellant to said plurality of thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B) in parallel, said turbomachine system (20, 40) being at least partially driven by said relaxed propellant with thermal energy from said plurality of thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B). The rocket engine according to claim 11, wherein said turbomachine system (20, 40) comprises an oxidative turbomachine system (40) for supplying an oxidant to said plurality of thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B). parallel way. The rocket motor according to claim 12, wherein said oxidative turbomachine system (40) includes a main oxidizer pump (44). Rocket motor according to any one of claims 11 to 13, wherein said turbomachine system (20, 40) comprises a fuel turbine engine system (20) for supplying fuel to said plurality of thrust chamber assemblies ( TCA 12A, 12B) in parallel. The rocket motor of claim 14, wherein said fuel turbine engine system (20) includes a main fuel pump (26). The rocket motor according to claim 11, wherein said turbomachine system comprises a fuel turbine engine system (20) within a fuel system (14) and an oxidizing turbine engine system (40). inside an oxidant system (16) .17. A method of operating an expansion cycle rocket motor comprising the steps of: (A) delivering a fluid parallel to multiple thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B) by means of a common turbomachine system ( 20, 40); and (B) at least partially driving the common turbomachine system (20, 40) by expansion of the fluid with thermal energy from the multiple thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B); and (C) igniting the fluid within the multiple thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B) after said step (B). The method of claim 17, wherein said step (B) further comprises the step of: (a) at least partially driving an oxidative turbomachine system (40) which delivers an oxidant to the plurality of chamber assemblies of thrust (TCA 12A, 12B) parallel to a fuel turbine engine system (20) which delivers fuel to the multiple thrust chamber assemblies (TCA 12A, 12B) in parallel.